Autonomia kilometrajului

Intervalul de kilometri indică spațiul pe care îl poate acoperi o aeronavă fără a fi alimentat . Scopul este de a obține intervalul maxim de kilometraj (MAK), prin urmare aeronava trebuie să circule la o anumită viteză și la o anumită altitudine în raport cu tipul de aeronavă. Strâns legată de autonomia kilometrajului, există autonomia orară . Alegerea determinării uneia sau alteia depinde de misiunea pe care trebuie să o îndeplinească aeronava. Se fac diferențieri pentru autonomia dintre avioanele cu elice și avioanele cu propulsie cu reacție, dar în orice caz există parametri caracteristici precum consumul specific , orar și kilometric.

Autonomia aeronavelor cu elice

În cazul avioanelor cu elice, consumul specific variază între $0,25\div 0,35\,kg/kWh$ ${\ displaystyle 0,25 \ div 0,35 \, kg / kWh}$ ${\ displaystyle 0,25 \ div 0,35 \, kg / kWh}$ iar în cazul elicopterelor depinde de puterea pe care motorul o transmite arborelui. Consumul orar depinde de cantitatea de combustibil consumată într-o anumită perioadă de timp, în funcție de relație:

$c_{h}={G \over t}\,\left[{\frac {N}{h}}\right]$ ${\ displaystyle c_ {h} = {G \ over t} \, \ left [{\ frac {N} {h}} \ right]}$ ${\ displaystyle c_ {h} = {G \ over t} \, \ left [{\ frac {N} {h}} \ right]}$

iar consumul de kilometri depinde de consumul orar și de distanța parcursă în funcție de relație:

$c_{k}={c_{h} \over S}\,\left[{\frac {N}{km}}\right]$ ${\ displaystyle c_ {k} = {c_ {h} \ peste S} \, \ left [{\ frac {N} {km}} \ right]}$ ${\ displaystyle c_ {k} = {c_ {h} \ peste S} \, \ left [{\ frac {N} {km}} \ right]}$

Atât autonomia maximă orară, cât și cea kilometrică depind de atitudinea aeronavei , de eficiența elicei η _și care este în jurul valorii de 0,85 și de eficiența zborului ; în cazul motoarelor cu turbină sau turbopropulsor , trebuie luat în considerare și grupul de reducere a elicei η _r , care este în jur de 0,9 . Din momentul în care combustibilul este consumat în timpul zborului, greutatea aeronavei scade și, prin urmare, consumul final de kilometraj depinde de consumul inițial de kilometraj, greutatea finală și greutatea inițială în funcție de relație:

$c_{k\,finale}=c_{k\,iniziale}\times {\frac {Q_{f}}{Q_{i}}}$ ${\ displaystyle c_ {k \, final} = c_ {k \, initial} \ times {\ frac {Q_ {f}} {Q_ {i}}}}$ ${\ displaystyle c_ {k \, final} = c_ {k \, initial} \ times {\ frac {Q_ {f}} {Q_ {i}}}}$

Acum este prezentată formula pentru determinarea intervalului maxim de kilometraj pentru aeronavele echipate cu elice , turbine și elice cu motor . Această formulă poate fi diferită în raport cu tratamentele, prin urmare sunt raportate cel puțin două forme:

$MAK=8,28\times \eta _{e}\times \eta _{r}\times {\frac {E_{max}}{c_{s}}}\times \log {\frac {Q_{i}}{Q_{f}}}\,[km]$ ${\ displaystyle MAK = 8,28 \ times \ eta _ {e} \ times \ eta _ {r} \ times {\ frac {E_ {max}} {c_ {s}}} \ times \ log {\ frac {Q_ { i}} {Q_ {f}}} \, [km]}$ ${\ displaystyle MAK = 8,28 \ times \ eta _ {e} \ times \ eta _ {r} \ times {\ frac {E_ {max}} {c_ {s}}} \ times \ log {\ frac {Q_ { i}} {Q_ {f}}} \, [km]}$
$MAK=8280\times {\frac {\eta _{tot}\times E_{max}}{c_{s}\,\left[{\frac {N}{kWh}}\right]}}\times \log {\frac {Q}{Q-G}}\,[km]$ ${\ displaystyle MAK = 8280 \ times {\ frac {\ eta _ {tot} \ times E_ {max}} {c_ {s} \, \ left [{\ frac {N} {kWh}} \ right]}} \ times \ log {\ frac {Q} {HQ}} \, [km]}$ ${\ displaystyle MAK = 8280 \ times {\ frac {\ eta _ {tot} \ times E_ {max}} {c_ {s} \, \ left [{\ frac {N} {kWh}} \ right]}} \ times \ log {\ frac {Q} {HQ}} \, [km]}$

În general, într-un avion echipat cu elice, este deci clar că intervalul maxim de kilometraj are loc în corespondență cu eficiența maximă. $E_{max}$ ${\ displaystyle E_ {max}}$ ${\ displaystyle E_ {max}}$ . Autonomiile care pot fi obținute cu a doua formulă raportată nu sunt în întregime adevărate ca factor de economie de cale ${\frac {\eta _{tot}\times E_{max}}{c_{s}\,\left[{\frac {N}{kWh}}\right]}}$ ${\ displaystyle {\ frac {\ eta _ {tot} \ times E_ {max}} {c_ {s} \, \ left [{\ frac {N} {kWh}} \ right]}}}$ ${\ displaystyle {\ frac {\ eta _ {tot} \ times E_ {max}} {c_ {s} \, \ left [{\ frac {N} {kWh}} \ right]}}}$ nu va fi niciodată constant ca întregul traseu să fie parcurs din cauza consumului de combustibil G și din cauza tuturor variațiilor de atitudine necesare pentru a urma condițiile de zbor prestabilite.

Autonomie în avioanele cu reacție

La fel ca în aeronavele cu elice, și în aeronavele cu reacție există un consum standard care, repetându-l, este un consum specific, orar și kilometric . În medie, consumul specific al unui motor cu reacție este de aprox $0,08\div 0,12\,kg/Nh$ ${\ displaystyle 0,08 \ div 0,12 \, kg / Nh}$ ${\ displaystyle 0,08 \ div 0,12 \, kg / Nh}$ iar un alt parametru trebuie introdus în calculele de autonomie numite raport de densitate $\delta$ ${\ displaystyle \ delta}$ ${\ displaystyle \ delta}$ acesta este raportul dintre densitatea aerului și altitudinea zborului $\rho _{z}$ ${\ displaystyle \ rho _ {z}}$ ${\ displaystyle \ rho _ {z}}$ și densitatea la nivelul mediu sau standard al mării $\rho _{0}=1,225\,kg/m^{3}$ ${\ displaystyle \ rho _ {0} = 1,225 \, kg / m ^ {3}}$ ${\ displaystyle \ rho _ {0} = 1,225 \, kg / m ^ {3}}$ . Consumul orar și kilometric urmează relațiile:

$c_{h}={1 \over {\sqrt {\delta }}}=c_{hfinale}\times {\frac {Q_{i}}{Q_{f}}}$ ${\ displaystyle c_ {h} = {1 \ over {\ sqrt {\ delta}}} = c_ {hfinale} \ times {\ frac {Q_ {i}} {Q_ {f}}}}$ ${\ displaystyle c_ {h} = {1 \ over {\ sqrt {\ delta}}} = c_ {hfinale} \ times {\ frac {Q_ {i}} {Q_ {f}}}}$

$c_{k}=c_{k}(0ft)\times {\sqrt {\delta }}$ ${\ displaystyle c_ {k} = c_ {k} (0ft) \ times {\ sqrt {\ delta}}}$ ${\ displaystyle c_ {k} = c_ {k} (0ft) \ times {\ sqrt {\ delta}}}$

Acum este prezentată formula pentru determinarea intervalului maxim de kilometraj pentru aeronavele echipate cu motoare cu reacție. Această formulă poate fi diferită în raport cu tratamentele, prin urmare sunt raportate cel puțin două forme:

$MAK=9,195\times \left({\frac {E}{\sqrt {C_{p}}}}\right)_{max}\times {\frac {1}{\sqrt {\delta }}}\times {\frac {1}{c_{s}}}\times {\sqrt {\frac {Q_{i}}{S}}}\times \left(1-{\sqrt {\frac {Q_{f}}{Q_{i}}}}\right)\,[km]$ ${\ displaystyle MAK = 9.195 \ times \ left ({\ frac {E} {\ sqrt {C_ {p}}}} \ right) _ {max} \ times {\ frac {1} {\ sqrt {\ delta} }} \ times {\ frac {1} {c_ {s}}} \ times {\ sqrt {\ frac {Q_ {i}} {S}}} \ times \ left (1 - {\ sqrt {\ frac { Q_ {f}} {Q_ {i}}}} \ right) \, [km]}$ ${\ displaystyle MAK = 9.195 \ times \ left ({\ frac {E} {\ sqrt {C_ {p}}}} \ right) _ {max} \ times {\ frac {1} {\ sqrt {\ delta} }} \ times {\ frac {1} {c_ {s}}} \ times {\ sqrt {\ frac {Q_ {i}} {S}}} \ times \ left (1 - {\ sqrt {\ frac { Q_ {f}} {Q_ {i}}}} \ right) \, [km]}$
$MAK=9,18\times {\frac {1}{c_{s}\,\left[{\frac {N}{Nh}}\right]}}\times {\sqrt {\frac {1}{\delta }}}\times \left({\frac {E}{\sqrt {C_{p}}}}\right)_{max}\times {\sqrt {\frac {Q}{S}}}\times \left[1-{\sqrt {\frac {Q-G}{Q}}}\right]\,[km]$ ${\ displaystyle MAK = 9,18 \ times {\ frac {1} {c_ {s} \, \ left [{\ frac {N} {Nh}} \ right]}} \ times {\ sqrt {\ frac {1} {\ delta}}} \ times \ left ({\ frac {E} {\ sqrt {C_ {p}}}} \ right) _ {max} \ times {\ sqrt {\ frac {Q} {S}} } \ times \ left [1 - {\ sqrt {\ frac {QG} {Q}}} \ right] \, [km]}$ ${\ displaystyle MAK = 9,18 \ times {\ frac {1} {c_ {s} \, \ left [{\ frac {N} {Nh}} \ right]}} \ times {\ sqrt {\ frac {1} {\ delta}}} \ times \ left ({\ frac {E} {\ sqrt {C_ {p}}}} \ right) _ {max} \ times {\ sqrt {\ frac {Q} {S}} } \ times \ left [1 - {\ sqrt {\ frac {QG} {Q}}} \ right] \, [km]}$

Prin urmare, se observă că într-un motor cu reacție nu există kilometrajul maxim în corespondența cu randamentul maxim E _max , ci în corespondență cu atitudinea favorabilă de zbor. $\left({\frac {E}{\sqrt {C_{p}}}}\right)_{max}$ ${\ displaystyle \ left ({\ frac {E} {\ sqrt {C_ {p}}}} \ right) _ {max}}$ ${\ displaystyle \ left ({\ frac {E} {\ sqrt {C_ {p}}}} \ right) _ {max}}$ iar la altitudini mari, tocmai din acest motiv, zborurile care implică secțiuni mari au loc la 11.000 / 12.000 metri.

Referindu-ne anterior la factorul de densitate sau raportul de densitate $\delta$ ${\ displaystyle \ delta}$ ${\ displaystyle \ delta}$ trebuie remarcat faptul că consumul specific $c_{s}$ ${\ displaystyle c_ {s}}$ $c_ {s}$ și forța $T.$ ${\ displaystyle T}$ $T.$ , suferă variații în raport cu altitudinea $Z$ ${\ displaystyle Z}$ ${\ displaystyle Z}$ , la viteza de zbor $V.$ ${\ displaystyle V}$ $V.$ și numărul de revoluții $n$ ${\ displaystyle n}$ $n$ : analiza se efectuează experimental pe așa-numitele bănci de testare și se obțin anumite curbe, cele generice sunt vizibile făcând clic pe linkurile prezente. Cu toate acestea, nu este întotdeauna posibil să se recurgă la experimentare, prin urmare este preferată metoda analitică cu formule empirice:

$T=T_{s0}\times n\times V\times Z$ ${\ displaystyle T = T_ {s0} \ times n \ times V \ times Z}$ ${\ displaystyle T = T_ {s0} \ times n \ times V \ times Z}$

$c_{s}=c_{s0}\times n\times V\times Z$ ${\ displaystyle c_ {s} = c_ {s0} \ times n \ times V \ times Z}$ ${\ displaystyle c_ {s} = c_ {s0} \ times n \ times V \ times Z}$

Analizându-le, T _s0 și respectiv c _s0 reprezintă forța și consumul static la altitudine zero și sunt valori furnizate de producătorul aeronavei. Trebuie luate două considerații asupra acestor formule empirice: primul este că rotațiile motorului $n$ ${\ displaystyle n}$ $n$ trebuie să corespundă consumului specific minim ( $n=n_{0}$ ${\ displaystyle n = n_ {0}}$ $n = n_ {0}$ , această valoare este furnizată de producător) și că viteza și altitudinea sunt zero; a doua considerație care trebuie luată în considerare este că formulele de mai sus sunt valabile dacă parametrii anteriori persistă și chiar dacă viteza gazelor care ies din duzele de evacuare rămâne constantă. În medie își asumă o valoare de $500\div 550\,m/s$ ${\ displaystyle 500 \ div 550 \, m / s}$ ${\ displaystyle 500 \ div 550 \, m / s}$ .